等離子體合成射流激波-激波干擾控制數(shù)值模擬

崔龍泉, 周 巖, 謝 瑋, 羅振兵, 彭文強(qiáng), 程 盼,王 林, 鄧 雄

(1.61764部隊(duì),海南三亞,572022;2.國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院,長(zhǎng)沙,410073)

高超聲速飛行器是21世紀(jì)航空航天發(fā)展的主要方向之一,它具有飛行速度快、飛行距離遠(yuǎn)、機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)、突防概率高等特點(diǎn)與優(yōu)勢(shì)。然而要實(shí)現(xiàn)上述目的,高超聲速飛行器需要在大氣層內(nèi)長(zhǎng)時(shí)間高速飛行,嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱環(huán)境使得傳統(tǒng)高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)面臨著嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。降熱技術(shù)的引入能夠有效提升飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)承受能力,是國(guó)內(nèi)外高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展的核心問(wèn)題之一。在飛行器以高超聲速實(shí)現(xiàn)彈道變軌拉起過(guò)程中,飛行器頭激波與翼前緣激波在側(cè)翼附近發(fā)生激波-激波干擾現(xiàn)象,如圖1所示,翼前緣激波干擾區(qū)的熱流可達(dá)非干擾區(qū)的1.5～2倍,極易使得局部防熱層達(dá)到耐溫極限,發(fā)生燒蝕,嚴(yán)重危害飛行器飛行安全。

圖1 飛行器頭激波與翼前緣激波發(fā)生激波-激波干擾

激波-激波干擾對(duì)高超聲速飛行器的飛行性能有重大影響,如果不加以控制可能會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重后果。因此,探索流動(dòng)控制手段對(duì)激波-激波干擾進(jìn)行有效控制對(duì)于顯著提升高速飛行器的飛行安全性、改善飛行器耐熱性和提高飛行器推進(jìn)效率具有重要意義。

流動(dòng)控制技術(shù)可分為主動(dòng)流動(dòng)控制和被動(dòng)流動(dòng)控制[1]。常用的被動(dòng)流動(dòng)控制方式包括機(jī)械式渦流發(fā)生器[2]、壁面鼓包[3]、凹腔循環(huán)結(jié)構(gòu)[4-5]等。主動(dòng)流動(dòng)控制通過(guò)引入能量對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行控制,其控制手段多樣化且靈活性很高,可以根據(jù)流場(chǎng)變化靈活地選擇控制參數(shù),提高控制效率。通過(guò)主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)控制激波通常采取的控制手段有邊界層抽吸和吹除[6-9]、渦流發(fā)生器[10-13]、直流電弧放電[14-16]和等離子體合成射流等。

等離子體合成射流技術(shù)是由Grossman等人最先提出[17],然后被用于流動(dòng)控制。等離子體合成射流的核心部件是SparkJet激勵(lì)器,又稱等離子體合成射流激勵(lì)器[17],是一種新型的基于等離子體的激勵(lì)器,在超聲速/高超聲速流動(dòng)控制方面具有巨大潛力。它由一個(gè)帶小出口的絕緣腔和一對(duì)電極組成。在兩個(gè)電極之間施加一個(gè)高壓,以擊穿空腔氣體,并迅速加熱和加壓密閉空腔中的氣體。同時(shí),在出口處形成高溫、高速的等離子體合成射流和強(qiáng)壓縮波,合成射流噴出后,由于腔體中的低壓,激勵(lì)器將自動(dòng)吸入環(huán)境中的空氣,等離子體合成射流激勵(lì)器的一個(gè)操作周期僅需幾百微秒。其結(jié)構(gòu)和工作過(guò)程如圖2所示,其工作過(guò)程可總結(jié)為為3個(gè)階段:能量沉積、射流噴出和吸氣復(fù)原。

圖2 等離子體合成射流激勵(lì)器工作過(guò)程

典型的等離子體合成射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖3所示[18],流場(chǎng)中除一股蘑菇狀射流外還包括一道呈球?qū)ΨQ結(jié)構(gòu)的稱之為前驅(qū)激波的強(qiáng)壓縮波。前驅(qū)激波引起的壓力梯度變化具有激波控制的效果,因此等離子體合成射流可以實(shí)現(xiàn)激波控制。

圖3 等離子體合成射流流場(chǎng)紋影圖[18]

針對(duì)等離子體合成射流激勵(lì)器的數(shù)值模擬方法大體可以分為基于電磁流體力學(xué)(EMHD)的能量沉積模擬、等效電路模擬、氣體放電等離子體模擬以及空氣動(dòng)力學(xué)模擬等4種類型[19]?；陔姶帕黧w力學(xué)的能量沉積模擬最先是由法國(guó)宇航中心采用的一種模擬方法[20-21]。等效電路模擬是法國(guó)宇航中心采用的一種方法[20],他們采用SPIC商業(yè)軟件進(jìn)行等效電路的模擬,模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果較為符合。氣體放電模擬是最復(fù)雜的一種模擬方法,空軍工程大學(xué)的朱益飛等人對(duì)此進(jìn)行了探索[22],這種方法模擬難度很大,應(yīng)用較少?？諝鈩?dòng)力學(xué)模擬是目前研究最廣泛的一種,它不考慮等離子體放電過(guò)程中的粒子反應(yīng),僅將放電過(guò)程視為對(duì)流場(chǎng)的加熱,通過(guò)求解N-S方程模擬加熱后激勵(lì)器腔體內(nèi)氣體的膨脹、噴出、回填。本文采用的等離子體合成射流激勵(lì)器的數(shù)值模擬方法就是空氣動(dòng)力學(xué)模擬方法。在空氣動(dòng)力學(xué)模擬里面最早的一種模型是瞬時(shí)加熱模型,它認(rèn)為等離子體放電的加熱過(guò)程相比于射流的形成、發(fā)展過(guò)程而言很短,可以認(rèn)為是在瞬間完成的,因此在計(jì)算前在加熱的區(qū)域施加高溫高壓的初始條件。另外一種模型認(rèn)為加熱過(guò)程是在有限時(shí)間內(nèi)完成的,如國(guó)防科技大學(xué)王林等采用計(jì)算模型[23],加熱功率在放電剛開(kāi)始的有限時(shí)間內(nèi)為一個(gè)恒定值,而在之后為零,表示放電結(jié)束。

針對(duì)等離子體合成射流的應(yīng)用,國(guó)內(nèi)外也開(kāi)展了廣泛研究。近年來(lái),等離子體合成射流激勵(lì)器逐漸被用于解決超聲速流場(chǎng)中與激波有關(guān)的問(wèn)題。文獻(xiàn)[24]的一項(xiàng)研究表明,等離子體合成射流顯著削弱了馬赫數(shù)為2的氣流中的壓縮斜激波,并消除了激波的近壁部分。在文獻(xiàn)[25]進(jìn)行的實(shí)驗(yàn)中,當(dāng)?shù)入x子體合成射流與20°斜劈產(chǎn)生的激波相交時(shí),會(huì)發(fā)生前驅(qū)激波與激波的相互作用,從而達(dá)到控制激波的效果。此外,等離子體合成射流在超聲速分離、分離激波和激波相互作用的控制方面也被證實(shí)是有效的。雖然國(guó)內(nèi)外基于等離子合成射流對(duì)激波進(jìn)行控制的研究較多,但目前針對(duì)高超聲速飛行器中經(jīng)常存在的激波-激波干擾典型流場(chǎng)的控制研究還未見(jiàn)相關(guān)報(bào)道,由于來(lái)流的二次壓縮以及激波干擾點(diǎn)的存在,該種流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與單斜劈流場(chǎng)表現(xiàn)出一定的不同,其控制特性需要開(kāi)展進(jìn)一步研究。

本文建立了等離子體合成射流激波-激波干擾控制仿真模型,分析激波-激波干擾控制的流場(chǎng)特性,并定量地分析等離子體合成射流進(jìn)行激波-激波干擾控制的效果。同時(shí)針對(duì)激勵(lì)器安裝位置以及激勵(lì)器能量2個(gè)參數(shù),進(jìn)行等離子體合成射流高超聲速流場(chǎng)激波-激波干擾控制的數(shù)值模擬研究,希望對(duì)參數(shù)的優(yōu)化給出指導(dǎo)。

1 物理模型和計(jì)算方法

1.1 控制方程

本文采用了文獻(xiàn)[19]中提到的空氣動(dòng)力學(xué)模擬中的瞬時(shí)加熱模型,通過(guò)計(jì)算前在加熱區(qū)域施加高溫高壓的初始條件模擬能量注入?？刂品匠虨榉嵌ǔ？蓧嚎s黏性N-S方程組,采用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散,空間離散采用二階迎風(fēng)格式,時(shí)間離散為二階隱式格式,計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)取為2×10-9s,每個(gè)時(shí)間步內(nèi)迭代20步,使得所有變量迭代計(jì)算殘差小于10-6以保證收斂。簡(jiǎn)化后的模型主要有以下假設(shè):

1)不考慮放電過(guò)程的電磁場(chǎng)產(chǎn)生的影響,流動(dòng)和傳熱過(guò)程用Navier-Stokes方程進(jìn)行描述;

2)假定氣體在時(shí)間和空間上被均勻加熱;

3)放電過(guò)程等效為對(duì)激勵(lì)器腔體施加高溫高壓,放電氣體處于局部熱力學(xué)平衡狀態(tài);

4)忽略等離子體的產(chǎn)生,假設(shè)整個(gè)過(guò)程工質(zhì)滿足理想氣體狀態(tài)方程,黏性系數(shù)滿足Sutherland公式;

5)不考慮重力及應(yīng)力張量等的影響;

6)將實(shí)際的三維旋轉(zhuǎn)圓柱狀激勵(lì)器抽象為二維軸對(duì)稱模型。

1.2 計(jì)算域及網(wǎng)絡(luò)劃分

本文將計(jì)算域劃分為兩部分,即外部流場(chǎng)和等離子合成射流激勵(lì)器,其中外部流場(chǎng)為雙斜劈結(jié)構(gòu),模擬高超聲速飛行器的頭翼和側(cè)翼,等離子體合成射流激勵(lì)器模型采用二維軸對(duì)稱模型,如圖4所示。具體尺寸設(shè)置為:激勵(lì)器腔體為圓柱形,直徑為7 mm,高為7 mm;激勵(lì)器出口直徑為4 mm,高為4 mm。外流場(chǎng)區(qū)域由2個(gè)直角梯形和2個(gè)平行四邊形組成。最左邊直角梯形上底為250 mm,下底為300 mm,高為200 mm;左邊一個(gè)平行四邊形底為300 mm,高為130 mm,內(nèi)角(銳角)為30°;右邊一個(gè)平行四邊形底為300 mm,高為85 mm,內(nèi)角(銳角)為45°;最右邊直角梯形上底為300 mm,下底為350 mm,高為200 mm。

圖4 計(jì)算域設(shè)置(單位:mm)

為了盡可能精確地描述計(jì)算域內(nèi)流場(chǎng)變化,同時(shí)盡可能地節(jié)約計(jì)算資源,對(duì)關(guān)鍵區(qū)域如激勵(lì)器腔體、激勵(lì)器出口以及激波-激波干擾區(qū)設(shè)置的網(wǎng)格數(shù)相比于其余部分更密集。其中激勵(lì)器腔體和出口處網(wǎng)格長(zhǎng)和寬均設(shè)置為0.1 mm;外流場(chǎng)區(qū)域上半部分網(wǎng)格較為稀疏,寬度為3 mm,下半?yún)^(qū)域網(wǎng)格較為密集,寬度為0.5 mm;外流場(chǎng)區(qū)域兩道斜劈所在區(qū)域網(wǎng)格較為密集,長(zhǎng)度為1 mm;其余區(qū)域網(wǎng)格較為稀疏,長(zhǎng)度為4 mm;各個(gè)區(qū)域網(wǎng)格邊界加密。整個(gè)計(jì)算域共有網(wǎng)格293 916個(gè),最小的網(wǎng)格體積為2.454 369×10-14m3,最大的網(wǎng)格體積為3.254 122×10-6m3,如圖5所示。

圖5 網(wǎng)格劃分

1.3 邊界條件

邊界條件主要包括4類:內(nèi)部邊界(interior)、壁面(wall)、壓力遠(yuǎn)端(pressure-far-field)和壓強(qiáng)出口邊界(pressure outlet)。如圖6所示,在設(shè)置邊界條件之前,首先設(shè)置operating pressure 為0 Pa,之后設(shè)置的所有壓強(qiáng)參數(shù)都是在此基礎(chǔ)上的表壓強(qiáng)。對(duì)于氣體參數(shù),氣體類型設(shè)置為理想氣體,密度為1.225 kg/m3,氣體摩爾質(zhì)量為 28.966 g/mol。流場(chǎng)初始溫度設(shè)置為300 K,對(duì)所有的壁面,設(shè)置熱傳導(dǎo)系數(shù)為6 W/(m2·K),設(shè)置內(nèi)部邊界(interior)主要是為了方便對(duì)激勵(lì)器施加能量。對(duì)于壓強(qiáng)出口邊界(pressure outlet),表壓設(shè)置為101 325 Pa,初始的k和ε均值設(shè)置為1,切應(yīng)變條件為無(wú)滑移邊界條件。

圖6 邊界條件設(shè)置

2 計(jì)算方法驗(yàn)證和結(jié)果分析

2.1 計(jì)算方法驗(yàn)證

Zhou Y等通過(guò)對(duì)靜態(tài)流場(chǎng)的前驅(qū)激波和射流特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[24],計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果較為一致。本文進(jìn)一步對(duì)激波-激波干擾控制模型進(jìn)行驗(yàn)證。圖7是激勵(lì)器放電后36.6 μs實(shí)驗(yàn)結(jié)果圖,從圖中可以看出,高超聲速來(lái)流經(jīng)過(guò)第一道斜劈時(shí),流場(chǎng)內(nèi)產(chǎn)生一道明顯的斜激波,高超聲速來(lái)流經(jīng)過(guò)第二道斜劈時(shí),流場(chǎng)內(nèi)產(chǎn)生了一道傾斜角度不同的斜激波,兩斜激波由于傾斜角度不同,在流場(chǎng)內(nèi)交會(huì),形成激波-激波干擾。放電36.6 μs時(shí),等離子體合成射流噴出激勵(lì)器,形成明顯的弓形激波。

圖7 激勵(lì)器放電后36.6 μs實(shí)驗(yàn)紋影圖

圖8是該實(shí)驗(yàn)對(duì)應(yīng)的仿真模型放電36.6 μs時(shí)壓力云圖。將圖8與圖7進(jìn)行比較,仿真計(jì)算結(jié)果壓力云圖中兩道斜劈形成的兩道激波與實(shí)驗(yàn)結(jié)果圖中的兩道激波非常相似,兩道傾斜角不同的激波形成的激波干擾區(qū)大致位置也基本相同,等離子體合成射流噴出形成的前驅(qū)激波也與實(shí)驗(yàn)結(jié)果類似。由此可知,仿真模型計(jì)算結(jié)果較好地模擬了實(shí)驗(yàn)結(jié)果,可信度較高。

圖8 激勵(lì)器放電后36.6 μs壓力云圖

2.2 結(jié)果分析

2.2.1 計(jì)算算例

激勵(lì)器出口位置和能量水平是等離子體合成射流控制激波-激波干擾效果的重要影響因素。L為激勵(lì)器右邊界與第一道斜劈最右端點(diǎn)的距離,示意圖如圖9。本文選取表1所示的5種激勵(lì)器出口位置和表2所示的3種激勵(lì)器注入能量共15種工況作為計(jì)算算例,研究不同出口位置和激勵(lì)器初始能量對(duì)等離子體合成射流激波-激波干擾控制的影響。其余無(wú)關(guān)變量都保持一致。

圖9 激勵(lì)器出口位置示意圖

表1 出口位置工況表

表2 能量水平工況表

2.2.2 流場(chǎng)變化分析

圖10為case1-3典型時(shí)刻溫度云圖,結(jié)合流場(chǎng)隨時(shí)間的變化情況可知,在t=15 μs時(shí),射流產(chǎn)生的擾動(dòng)開(kāi)始作用于頭激波,使頭激波開(kāi)始向上抬起。在15～50 μs時(shí)間段,頭激波抬起角度較大,使頭激波與側(cè)翼前緣激波干擾減弱。在50～100 μs時(shí),射流的擾動(dòng)逐漸超過(guò)干擾區(qū),頭激波抬起角度降低,控制效果減弱。隨著時(shí)間的再推移,當(dāng)t=150 μs時(shí)射流產(chǎn)生的擾動(dòng)超過(guò)側(cè)翼,頭激波抬起角度幾乎降低為0;當(dāng)t=200 μs時(shí),射流擾動(dòng)離開(kāi)流場(chǎng),流場(chǎng)變回最初穩(wěn)定的狀態(tài)。

(a)t=15 μs

合成射流速度很高,運(yùn)動(dòng)到壁面時(shí)會(huì)對(duì)壁面產(chǎn)生很強(qiáng)的沖擊作用,使得壁面壓力增加,同時(shí)射流本身為高溫射流,與側(cè)翼表面接觸時(shí)會(huì)將其攜帶的能量通過(guò)對(duì)流換熱傳遞到壁面,使得壁面熱流增壓。再結(jié)合溫度云圖可知:一方面等離子體合成射流能形成弓形激波,使頭激波抬起一定角度從而降低頭激波與側(cè)翼前緣激波的干擾;另一方面合成射流會(huì)直接作用于側(cè)翼,使合成射流自身攜帶的高動(dòng)能和高熱能傳導(dǎo)到側(cè)翼上,使側(cè)翼的熱流和壓力有一個(gè)顯著增加,使控制效果有所降低。

2.2.3 側(cè)翼上熱流和壓力變化分析

圖11是側(cè)翼表面總熱流隨時(shí)間變化曲線,圖12是斜劈總壓力大小隨時(shí)間變化曲線。結(jié)合圖11和圖12以及前文激波-激波干擾控制流場(chǎng)分析,射流控制激波-激波干擾的整個(gè)物理過(guò)程如下:t=20 μs時(shí),等離子體合成射流產(chǎn)生的弓形激波使頭激波抬起一定角度,從而使頭激波與側(cè)翼前緣激波干擾減弱,側(cè)翼上總熱流和總壓力開(kāi)始減小;當(dāng)作用時(shí)間達(dá)到40 μs左右時(shí),合成射流使頭激波抬起角度達(dá)到最大,側(cè)翼上壓力達(dá)和熱流達(dá)到最小值,并在40～70 μs時(shí)間段內(nèi)維持在一個(gè)較低水平;70 μs后等離子體合成射流直接作用于側(cè)翼上,使合成射流自身攜帶的高動(dòng)能和高熱能傳導(dǎo)到側(cè)翼上,使側(cè)翼的熱流和壓力有一個(gè)顯著增加;70～90 μs時(shí)間段,直接作用于側(cè)翼上的合成射流不斷增加,使側(cè)翼上熱流和壓力增加到最大;90 μs之后,合成射流繼續(xù)推進(jìn),直接對(duì)側(cè)翼的作用減少,使側(cè)翼上熱流和壓力開(kāi)始減小;最后在時(shí)間達(dá)到150 μs時(shí),合成射流完全離開(kāi)側(cè)翼區(qū)域,流場(chǎng)恢復(fù)為初始狀態(tài),斜劈上的熱流和壓力也恢復(fù)為初始狀態(tài)。

圖11 側(cè)翼表面總熱流隨時(shí)間變化

圖12 側(cè)翼表面總壓力隨時(shí)間變化

(1)

(2)

式中:HF(t)為總熱流;p(t)為總壓力;T為周期。將控制后的平均熱流和平均壓力不施加控制時(shí)的熱流和壓力對(duì)比,可反應(yīng)一個(gè)周期內(nèi)的總體控制效果。對(duì)圖11和圖12中的曲線進(jìn)行積分再除以工作周期150 μs得到一個(gè)周期內(nèi)斜劈上的平均熱流和平均壓力,其分析控制效果見(jiàn)表3。

表3 控制前后側(cè)翼表面熱流和壓力結(jié)果

表3可知,控制效果最好的時(shí)刻熱流控制效果可以達(dá)到15.560%,壓力控制效果可達(dá)到12.640%;一個(gè)周期總體熱流控制效果可達(dá)到1.593%,總體壓力控制效果可達(dá)到1.392%。

2.2.4 出口距離對(duì)控制效果的影響

圖13是5種case側(cè)翼表面總熱流隨時(shí)間變化曲線,圖14是5種case側(cè)翼表面總壓強(qiáng)隨時(shí)間變化曲線。

圖13 不同出口距離側(cè)翼表面總熱流隨時(shí)間變化

圖14 不同出口距離側(cè)翼表面總壓力隨時(shí)間變化

讀出圖13和圖14中最低點(diǎn)坐標(biāo),與未施加控制時(shí)進(jìn)行比較得到瞬時(shí)最大減小幅度,見(jiàn)表4。對(duì)圖13和圖14中的曲線進(jìn)行積分再除以工作周期150 μs,分別得到一個(gè)周期內(nèi)5種case斜劈上的平均熱流和平均壓力,從而分別得出5種case的熱流和壓力的總體減小幅度,見(jiàn)表4。

表4 不同出口距離熱流和壓力控制結(jié)果 單位:%

結(jié)合圖13,圖14和表4可知,隨著出口距離L增大,熱流和壓力的控制效果先增大后減小,且case3的控制效果最好。上節(jié)分析得出,出口距離L的增大,一方面會(huì)使頭激波抬起角度增大從而增大控制效果,另一方面會(huì)增大射流干擾傳遞到激波-激波干擾區(qū)的時(shí)間從而減弱控制效果。出口距離L從8.5 mm增大到50.5 mm(case1-1至case1-3)階段,整體上控制效果表現(xiàn)為增大。出口距離L從50.5 mm增大到134.5 mm(case1-3至case1-5)階段,整體上控制效果表現(xiàn)為減弱,從而導(dǎo)致控制效果隨著出口距離的增大先增大后減小。

2.2.5 能量水平對(duì)控制效果的影響

圖15是3種激勵(lì)器初始能量水平在L=50.5 mm時(shí)側(cè)翼表面總熱流隨時(shí)間變化曲線。圖16是3種激勵(lì)器能量水平在L=50.5 mm時(shí)側(cè)翼表面總壓強(qiáng)隨時(shí)間變化曲線。

圖15 不同能量水平側(cè)翼表面總熱流隨時(shí)間變化

圖16 不同能量水平側(cè)翼表面壓力隨時(shí)間變化

結(jié)合圖15和圖16可知:t=20 μs時(shí),側(cè)翼上熱流和壓力大小有一個(gè)上升;t=30 μs時(shí)達(dá)到頂點(diǎn),之后側(cè)翼上熱流和壓力開(kāi)始大幅減小;t=50 μs時(shí)達(dá)到最低點(diǎn),之后側(cè)翼上熱流和壓力再次上升;t=130 μs時(shí)達(dá)到最高,超出原來(lái)水平;130 μs時(shí)刻之后,熱流和壓力再次下降;t=150 μs時(shí)降到初始水平。結(jié)合不同能量水平曲線對(duì)比可知,隨著激勵(lì)器施加能量的增大,合成射流直接作用于側(cè)翼上的能量增大,熱流曲線和壓力曲線的兩個(gè)極大值都增大。隨著激勵(lì)器能量水平的提高,一方面激勵(lì)器會(huì)產(chǎn)生更強(qiáng)的前驅(qū)激波,使得頭激波的抬起更為顯著,將有利于降低側(cè)翼的壓力與熱流;另一方面激勵(lì)器也會(huì)產(chǎn)生更高能量的合成射流,更高能量的合成射流直接沖擊側(cè)翼,將不利于降低側(cè)翼的壓力與熱流。研究發(fā)現(xiàn),在本文3種能量水平算例下,第一方面的作用(即更強(qiáng)前驅(qū)激波的作用)表現(xiàn)的更為顯著,模擬結(jié)果顯示,隨著激勵(lì)器能量水平的提高,盡管側(cè)翼表面峰值壓力與熱流有所增壓,但其平均壓力與熱流呈下降趨勢(shì)。

讀出圖15和圖16中最低點(diǎn)坐標(biāo),與未施加控制時(shí)進(jìn)行比較得到瞬時(shí)最大減小幅度,見(jiàn)表5。利用式(1)和(2)計(jì)算出一個(gè)周期內(nèi)的平均熱流和平均壓力,從而分別得出3種能量水平的熱流和壓力的減小幅度,如表5。結(jié)合圖15、圖16以及表5,不難看出,隨著能量水平增大,在一定范圍內(nèi)合成射流對(duì)激波-激波干擾區(qū)熱流和壓力的控制效果增大。

表5 不同能量水平熱流和壓力控制結(jié)果 單位:%

3 結(jié)論

1)仿真結(jié)果表明等離子體合成射流可以較好地減弱高超聲速飛行器的頭激波與側(cè)翼激波的干擾,合成射流對(duì)激波-激波干擾的作用分為兩方面:一是合成射流產(chǎn)生的弓形激波作用于頭激波,使頭激波抬起一定角度,從而減弱頭激波與側(cè)翼前緣激波干擾;二是合成射流攜帶的高熱能和高動(dòng)能也會(huì)直接作用于側(cè)翼使側(cè)翼上熱流和壓力增大,減弱控制效果。探究合適的激勵(lì)器安裝位置可以增大頭激波抬起角度并減弱合成射流對(duì)側(cè)翼的直接作用,達(dá)到較好的激波-激波干擾控制效果。

2)仿真結(jié)果表明不同的激勵(lì)器出口安裝位置和不同的初始能量注入能產(chǎn)生不同的控制效果。隨著出口距離的增大,首先由于頭激波抬起角度增大,控制效果增強(qiáng);其次由于射流擾動(dòng)傳遞到激波干擾區(qū)時(shí)間增大,控制效果減弱?？傮w上對(duì)熱流和壓力的控制效果表現(xiàn)為先增大后減小。在一定范圍內(nèi),初始能量注入越高,控制效果越好?？刂菩Ч詈玫臅r(shí)刻熱流控制效果可以達(dá)到31.220%,壓力控制效果可達(dá)到25.612%;一個(gè)周期總體熱流控制效果可達(dá)到3.747%,總體壓力控制效果可達(dá)到3.668%。